Самолёт с аэродинамически смещённой центровкой

«Учёные объясняют то, что уже есть;
инженеры создают то, чего никогда не было»
А. Эйнштейн


Изобретатель предкрылка Густав Лахманн в конце тридцатых годов прошлого века предложил оснастить бесхвостку свободно плавающим крылышком, размешенным впереди крыла. Это крылышко было снабжено серворулем, с помощью которого регулировалась его подъемная сила. Оно служило для компенсации дополнительного пикирующего момента крыла, возникающего при выпуске щитка. Поскольку Лахманн был сотрудником фирмы Хэндли-Пэйдж, то она являлась собственником патента на это техническое решение и под этим брендом указанная идея упоминается в технической литературе. Но практического воплощения этой идеи нет до сих пор! В чем причина?


Потери на балансировку


Крыло самолета, создающее подъемную силу, обладает сопутствующим, можно сказать, негативным побочным продуктом в виде пикирующего момента, стремящегося ввести самолет в пикирование. Чтобы самолет не пикировал, на его хвосте присутствует маленькое крылышко – стабилизатор, который этому пикированию препятствует, создавая направленную вниз, то есть отрицательную, подъемную силу. Такая аэродинамическая схема самолета именуется «нормальной». Поскольку подъемная сила стабилизатора отрицательна, она суммируется с силой тяжести самолета, и крыло должно иметь подъемную силу, превышающую силу тяжести.
Разность этих сил называют потерями на балансировку, которые могут доходить до 20%.
Но первый летающий самолет Братьев Райт не имел таких потерь, потому, что маленькое крылышко — дестабилизатор, препятствующее пикированию, размещалось не позади крыла, а впереди него. Такая аэродинамическая схема самолета называется «уткой». И для того, чтобы препятствовать пикированию самолета дестабилизатор должен создавать направленную вверх, то есть положительную, подъемную силу. Она суммируется с подъемной силой крыла, и эта сумма равна силе тяжести самолета. В результате крыло должно создавать подъемную силу, меньшую, чем сила тяжести. И никаких потерь на балансировку!


Стабилизатор и дестабилизатор объединены в один термин – горизонтальное оперение или ГО.
Однако, с массовым развитием в начале тридцатых годов прошлого века взлетно-посадочной механизации крыла, «утка» утратила указанное преимущество. Основным элементом механизации является закрылок – отклоняемая вниз задняя часть крыла. Он примерно в два раза увеличивает подъемную силу крыла, за счет чего можно уменьшить скорость на посадке и взлете, тем самым сэкономив на массе шасси. Но побочный продукт в виде пикирующего момента при выпуске закрылка возрастает до такой степени, что дестабилизатор не может с ним справиться, а стабилизатор – справляется. Ломать – не строить, в данном случае положительную силу.


Чтобы крыло создало подъемную силу, его необходимо сориентировать под углом к направлению встречного потока воздуха. Этот угол называется углом атаки и с его ростом растет и подъемная сила, но не бесконечно, а до критического угла, который находится в пределах от 15 до 25 градусов. Поэтому полная аэродинамическая сила направлена не строго вверх, а наклонена к хвосту самолета. И ее можно разложить на составляющую, направленную строго вверх – подъемную силу, и направленную назад – силу аэродинамического сопротивления. По отношению подъемной силы к силе сопротивления судят об аэродинамическом качестве самолета, которое может составлять от 7 до 25.


В пользу нормальной схемы работает такое явление, как скос потока воздуха за крылом, заключающееся в отклонении вниз направления потока, тем большего, чем больше подъемная сила крыла. Поэтому при отклонении закрылка из-за аэродинамики автоматически возрастает действительный отрицательный угол атаки стабилизатора и, следовательно, его отрицательная подъемная сила.


Кроме того, в пользу «нормальной» схемы по сравнению с «уткой» работает и такое обстоятельство, как обеспечение продольной устойчивости полета самолета. Угол атаки самолета может претерпевать изменения в результате вертикальных перемещений воздушных масс. Самолеты проектируются с учетом этого явления и стремятся противостоять возмущениям. У каждой поверхности самолета имеется аэродинамический фокус – точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки. Если рассматривать равнодействующую приращений крыла и ГО, то фокус есть и у самолета. Если фокус самолета находится позади центра масс, то при случайном увеличении угла атаки приращение подъемной силы стремится так наклонить самолет, чтобы угол атаки уменьшился. И самолет возвращается к прежнему режиму полета. При этом в «нормальной» схеме крыло создает дестабилизирующий момент (на увеличение угла атаки), а стабилизатор создает стабилизирующий момент (на уменьшение угла атаки) и последний превалирует примерно на 10%. В «утке» дестабилизирующий момент создает дестабилизатор, а стабилизирующий, и он примерно на 10% больше – крыло. Поэтому увеличение площади и плеча горизонтального оперения приводит к увеличению устойчивости в нормальной схеме и к ее уменьшению в «утке». Все моменты действуют и считаются относительно центра масс самолета (см. рис. 1).


![image]()


Если фокус самолета находится впереди центра масс, то при случайном небольшом увеличении угла атаки он увеличивается еще больше и самолет будет статически неустойчив. Такое взаиморасположение фокуса и центра масс используют в современных истребителях, чтобы загрузить стабилизатор и получать на нем не отрицательную, а положительную подъемную силу. А полет самолета обеспечивается не аэродинамикой, а четырежды дублированной автоматической системой искусственной устойчивости, которая «подруливает» при уходе самолета от требуемого угла атаки. При выключении автоматики самолет начинает разворачиваться хвостом вперед, на этом основана фигура «Кобра Пугачева», в которой летчик намеренно отключает автоматику и при достижении требуемого угла разворота хвоста выпускает ракету в заднюю полусферу, а затем снова включает автоматику.
В дальнейшем мы рассматриваем только статически устойчивые самолеты, поскольку только такие самолеты могут использоваться в гражданской авиации.


Взаимное расположение фокуса самолета и центра масс характеризует понятие «центровка».
Поскольку фокус находится позади центра масс независимо от схемы, то расстояние между ними, называемое запасом устойчивости, увеличивает плечо ГО в нормальной схеме и уменьшает в «утке».


Соотношение плеч крыла и ГО в «утке» таково, что подъемная сила дестабилизатора при максимальном отклонении рулей высоты используется полностью при выводе самолета на большие углы атаки. И ее будет не хватать при выпуске закрылков. Поэтому все «утки» знаменитого американского конструктора Рутана не имеют никакой механизации. Его самолет «Вояджер» впервые в мире облетел без посадки и дозаправки земной шар в 1986 году.


Исключение составляет Бичкрафт «Старшип», но там с целью использования закрылков была применена весьма сложная конструкция с изменяемой геометрией дестабилизатора, которую не удалось довести до серийно воспроизводимого состояния, ввиду чего проект был закрыт.
Плечо крыла в большой мере зависит от того, на сколько прирастает подъемная сила дестабилизатора при увеличении его угла атаки на один градус, этот параметр называют производной по углу атаки коэффициента подъемной силы или просто производная дестабилизатора. И, чем меньше эта производная, тем ближе к крылу можно разместить центр масс самолета, следовательно, тем меньше будет плечо крыла. Для снижения указанной производной автор 1992 году предложил выполнять дестабилизатор по бипланной схеме (2). Это дает возможность настолько уменьшить плечо крыла, что устраняет препятствие в использовании на нем закрылка. Однако возникает побочный эффект в виде увеличения сопротивления ГО из-за бипланности. Кроме того, налицо усложнение конструкции самолета, поскольку приходится изготавливать фактически два ГО, а не одно.


Коллеги указывали, что признак «бипланный дестабилизатор» в наличии на самолете Братьев Райт, но в изобретениях патентуется не только новый признак, но и новая совокупность признаков. У Райтов отсутствовал признак «закрылок». Кроме того, если совокупность признаков нового изобретения известна, то для признания этого изобретения, хотя бы один признак должен использоваться в новых целях. У Райтов бипланность использовалась для уменьшения веса конструкции, а в описываемом изобретении – для уменьшения производной.


«Флюгерная утка»


Почти два десятилетия назад вспомнили про идею «флюгерной утки», упомянутую в начале статьи.


В ней в качестве дестабилизатора используется флюгерное горизонтальное оперение — ФГО, которое состоит из собственно дестабилизатора, шарнирно размещенного на оси, перпендикулярной фюзеляжу, и связанного с дестабилизатором серворуля. Этакий самолетик нормальной схемы, где крыло самолетика – дестабилизатор ФГО, а стабилизатор самолетика – серворуль ФГО. И этот самолетик не летает, а размещен на оси, и он сам ориентируется относительно встречного потока. Меняя отрицательный угол атаки серворуля, мы изменяем угол атаки дестабилизатора относительно потока и, следовательно, подъемную силу ФГО при управлении по тангажу.


При неизменном положении серворуля относительно дестабилизатора, ФГО не реагирует на порывы вертикального ветра, т.е. на изменения угла атаки самолета. Поэтому его производная равна нулю. Исходя из наших предыдущих рассуждений – идеальный вариант.


При испытании первого самолета схемы «флюгерная утка» конструктора А. Юрконенко (3) с эффективно загруженным ФГО было выполнено более двух десятков успешных подлетов. Вместе с тем обнаружились явные признаки неустойчивости самолета (4).


«Сверхустойчивость»


Как это не парадоксально, но неустойчивость «флюгерной утки» является, следствием ее «сверхустойчивости». Стабилизирующий момент классической утки с фиксированным ГО образуется из стабилизирующего момента крыла и противодействующего ему дестабилизирующего момента ГО. У флюгерной утки ФГО не участвует в формировании стабилизирующего момента, и он образуется только из стабилизирующего момента крыла. Таким образом, стабилизирующий момент у «флюгерной утки» примерно в десять раз больше, чем у классической. При случайном увеличении угла атаки самолет под действием чрезмерного стабилизирующего момента крыла, не возвращается в прежний режим, а «проскакивает» его. После «проскока» самолет приобретает уменьшенный угол атаки по сравнению с прежним режимом, поэтому возникает стабилизирующий момент другого знака, также чрезмерный, и таким образом возникают автоколебания, погасить которые летчик не в состоянии.


Одним из условий устойчивости является способность самолета нивелировать последствия возмущения атмосферы. Поэтому при отсутствии возмущений возможен удовлетворительный полет неустойчивого самолета. Этим объясняются успешные подлеты самолета ЮАН-1. В далекой юности у автора был случай, когда новая модель планера налетала по вечерам в безветрие в общей сложности не менее 45 минут, демонстрируя вполне удовлетворительные полеты и проявила яркую неустойчивость — кабрирование чередовалось с пикированием в первом же полете при ветреной погоде. Пока погода была спокойная и возмущений не было, планер демонстрировал удовлетворительный полет, но регулировка у него была неустойчивой. Просто не было причин проявить эту неустойчивость.


Описанное ФГО в принципе может использоваться в «псевдоутке». Такой самолет по существу является схемой «бесхвостка» и имеет соответствующую центровку. А ФГО у него используется только для компенсации дополнительного пикирующего момента крыла, возникающего при выпуске механизации. В крейсерской конфигурации нагрузка на ФГО отсутствует. Таким образом, на основном эксплуатационном режиме полета ФГО фактически не работает, а потому его использование в данном варианте является малопродуктивным.


«КРАСНОВ-УТКА»


«Сверхустойчивость» может быть ликвидирована посредством повышения производной ФГО с нуля до приемлемого уровня. Поставленная цель достигается за счет того, что угол поворота ФГО существенно меньше угла поворота серворуля, вызванного изменением угла атаки самолета (5). Для этого служит весьма несложный механизм, изображенный на рис. 2. ФГО 1 и серворуль 3 шарнирно размещены на оси ОО1. Тяги 4 и 6 посредством шарниров 5,7, 9,10 связывают ФГО 1 и серворуль 3 с качалкой 8. Муфта 12 служит для изменения длины тяги 6 летчиком с целью управления по тангажу. Поворот ФГО 1 осуществляется не на весь угол отклонения серворуля 3 относительно ЛА при изменении направления встречного потока, а лишь на его пропорциональную часть. Если пропорция равна половине, то при действии восходящего потока, приводящего к увеличению угла атаки ЛА на 2 градуса, действительный угол атаки ФГО увеличится всего на 1 градус. Соответственно и производная ФГО будет в два раза меньше по сравнению с фиксированным ГО. Штриховыми линиями отмечено положение ФГО 1 и серворуля 3 после изменения угла атаки ЛА. Изменение пропорции и, тем самым, определение величины производной, легко осуществить выбором соответствующих расстояний шарниров 5 и 7 до оси ОО1.


![image]()


Снижение производной ГО за счет флюгирования позволяет в любых пределах размещать фокус, а за ним и центр масс самолета. В этом заключается понятие аэродинамического смещения центровки. Таким образом снимаются все ограничения на использование современной механизации крыла в схеме «утка» при сохранении статической устойчивости.


«КРАСНОВ-ФЛЮГЕР»


https://www.youtube.com/watch?v=3Hrphi2s_Do
Все прекрасно! Но, недостаточек имеется. Для того, чтобы на ФГО 1 возникла положительная подъемная сила, на серворуле 3 должна действовать отрицательная подъемная сила. Аналогия – нормальная схема самолета. То есть, в наличии потери на балансировку, в данном случае балансировку ФГО. Отсюда и путь устранения этого недостаточка – схема «утка». Размещаем серворуль впереди ФГО, как показано на рис. 3.
![image]()
ФГО работает следующим образом (6). В результате действия аэродинамических сил на ФГО 1 и серворуль 4, ФГО 1 самопроизвольно устанавливается под определенным углом атаки к направлению встречного потока. Углы атаки ФГО 1 и серворуля 4 имеют один и тот же знак, следовательно, и подъемные силы этих поверхностей будут иметь одинаковое направление. Т. е. аэродинамическая сила серворуля 4 не уменьшает, а увеличивает подъемную силу ФГО 1. Для увеличения угла атаки самолета летчик смещает тягу 6 вперед, вследствие чего серворуль 4 на шарнире 5 поворачивается по часовой стрелке и угол атаки серворуля 4 увеличивается. Это приводит к увеличению угла атаки ФГО 1, т. е. к увеличению его подъемной силы.
Кроме управления по тангажу, связь, осуществляемая тягой 7 обеспечивает увеличение с нуля до необходимой величины производной ФГО.
Флюгерные свойства ФГО, т.е. самопроизвольное ориентирование ФГО по потоку обеспечиваются размещением шарнира 3 впереди аэродинамического фокуса системы серворуль 4 – дестабилизатор 1.
Предположим, что самолет вошел в восходящий поток и его угол атаки увеличился. В этом случае балка 2 поворачивается против часовой стрелки и шарниры 9 и 8 в случае отсутствия тяги 7 должны были бы сближаться. Тяга 7 препятствует сближению и поворачивает серворуль 4 по часовой стрелке и тем самым увеличивает его угол атаки.


Таким образом, при изменении направления встречного потока, изменяется угол атаки серворуля 4, и ФГО 1 самопроизвольно устанавливается уже под иным углом по отношению к потоку и создает иную подъемную силу. При этом величина указанной производной зависит от расстояния между шарнирами 8 и 3, а также от расстояния между шарнирами 9 и 5.


Предложенное ФГО проверено на электрокордовой модели схемы «утка», при этом его производная по сравнению с фиксированным ГО была уменьшена в два раза. Нагруженность ФГО составляла 68% от таковой для крыла. Задачей проверки не было получение равных нагруженностей, а получение именно меньшей загруженности ФГО по сравнению с крылом, поскольку если получить ее, то не составит труда получить равные. В «утках» с фиксированным ГО, нагруженность оперения обычно на 20 – 30 % превышает нагруженность крыла.



«Идеальный самолет»


Если сумма двух чисел – неизменная величина, то сумма их квадратов будет наименьшей при равенстве этих чисел. Поскольку индуктивное сопротивление несущей поверхности пропорционально квадрату ее коэффициента подъемной силы, то наименьший предел сопротивления самолета будет в том случае, когда эти коэффициенты обеих несущих поверхностей равны между собой при крейсерском режиме полета. Такой самолет следует считать «идеальным». Изобретения «краснов-утка» и «краснов-флюгер» позволяют в реальности воплотить понятие «идеальный самолет» не прибегая к искусственному поддержанию устойчивости автоматическими системами.


Сравнение «идеального самолета» с современным самолетом нормальной схемы показывает, что можно получить 33% выигрыша в коммерческой нагрузке с одновременной экономией горючего в 23%.


ФГО создает максимальную подъемную силу на углах атаки, близких к критическому и такой режим характерен для посадочного этапа полета. При этом обтекание несущей поверхности частичками воздуха приближено к границе между нормальным и срывным. Срыв потока с поверхности ГО сопровождается резкой потерей подъемной силы на нем и, как следствие, интенсивному опусканию носа самолета, так называемому, «клевку». Показательным случаем «клевка» является катастрофа Ту-144 в Ле Бурже, когда он разрушился при выходе из пикирования именно после клевка. Использование предложенного ФГО позволяет легко решить указанную проблему. Для этого необходимо, всего лишь, ограничить угол поворота серворуля относительно ФГО. В этом случае действительный угол атаки ФГО будет ограничен и никогда не станет равным критическому.


«Флюгерный стабилизатор»


Представляет интерес вопрос использования ФГО в нормальной схеме. Если не снижать, а наоборот, увеличивать угол поворота ФГО по сравнению с серворулем, как это представлено на рис. 4, то производная ФГО будет гораздо выше по сравнению с фиксированным стабилизатором (7).
![image]()
Это позволяет значительно сместить фокус и центр масс самолета назад. В результате крейсерская нагрузка ФГО-стабилизатора становится не отрицательной, а положительной. Кроме того, если центр масс самолета оказывается смещенным за фокус по углу отклонения закрылка (точка приложения приращения подъемной силы за счет отклонения закрылка), то флюгерный стабилизатор и в посадочной конфигурации создает положительную подъемную силу.


Но все это, возможно, справедливо до тех пор, пока мы не принимаем во внимание влияние торможения и скоса потока от передней несущей поверхности на заднюю. Понятно, что в случае «утки» роль этого влияния значительно меньше. А с другой стороны, если на военных истребителях стабилизатор «несет», то почему он перестанет «нести» на гражданке?


«Краснов-план» или «псевдофлюгерная утка»


Шарнирное крепление дестабилизатора, хотя и не кардинально, но все — таки усложняет конструкцию самолета. Оказывается, что снижение производной дестабилизатора можно достичь гораздо более дешевыми средствами.



На рис. 5 представлен жестко связанный с фюзеляжем (на чертеже не показанном) дестабилизатор 1 предлагаемого летательного аппарата. Он снабжен средством изменения его подъемной силы в виде руля 2 высоты, который с помощью шарнира 3 укреплен на кронштейне 4, жестко связанном с дестабилизатором 1. На этом же кронштейне 4 с помощью шарнира 5 размещена штанга 6, на заднем конце которой жестко закреплен серворуль 7. На переднем конце штанги 6, рядом с шарниром 5 жестко закреплен рычаг 8, верхний конец которого посредством шарнира 9 связан с тягой 10. На заднем конце тяги 10 размещен шарнир 11, связывающий ее с рычагом 12 триммера 13 руля 2 высоты. При этом триммер 13 с помощью шарнира 14 укреплен на задней части руля 2 высоты. Муфта 15 изменяет длину тяги 10 под управлением летчика для управления по тангажу.


Представленный дестабилизатор работает следующим образом. При случайном увеличении угла атаки летательного аппарата, например, при входе его в восходящий поток, серворуль 7 отклоняется вверх, что влечет за собой смещение тяги 10 влево, т.е. вперед и приводит к отклонению триммера 13 вниз, в результате чего руль 2 высоты отклоняется вверх. Положение руля 2 высоты, серворуля 7 и триммера 13 в описанной ситуации представлено на чертеже штриховыми линиями.


В итоге увеличение подъемной силы дестабилизатора 1 вследствие увеличения угла атаки будет до некоторой степени снивелировано отклонением вверх руля 2 высоты. Степень этого нивелирования зависит от соотношения углов отклонения серворуля 7 и руля 2 высоты. И это соотношение задается длиной рычагов 8 и 12. При уменьшении угла атаки руль 2 высоты отклоняется вниз, и подъемная сила дестабилизатора 1 увеличивается, нивелируя уменьшение угла атаки.


Таким образом достигается снижение производной дестабилизатора по сравнению с классической «уткой».


В связи с тем, что серворуль 7 и триммер 13 кинематически связаны между собой, они балансируют друг друга. Если этой балансировки недостаточно, то необходимо включить в конструкцию балансировочный груз, который необходимо разместить либо внутри серворуля 7, либо на продолжении штанги 6 впереди шарнира 5. Руль 2 высоты также должен быть отбалансирован.


Поскольку производная по углу атаки несущей поверхности примерно в два раза превышает производную по углу отклонения закрылка, то при двукратном превышении угла отклонения руля 2 высоты по сравнению с углом отклонения серворуля 7 возможно достичь значения производной дестабилизатора близкого к нулю.


Серворуль 7 по площади равен триммеру 13 руля 2 высоты. То есть, добавления в конструкцию самолета весьма малы по размерам и пренебрежимо мало ее усложняют.


Таким образом, вполне возможно получить такие же результаты, как и у «флюгерной утки» используя лишь традиционные технологии производства самолетов. Поэтому самолет с таким дестабилизатором можно назвать «псевдофлюгерной уткой». На данное изобретение получен патент с названием «Краснов-план» (8).


«Игнорирующий турбулентность самолет»


Весьма целесообразно выполнить самолет, у которого передняя и задняя несущие поверхности в сумме имеют производную, равную нулю.


Такой самолет будет практически полностью игнорировать вертикальные потоки воздушных масс, и его пассажиры не будут ощущать «болтанки» даже при интенсивной турбулентности атмосферы. И, поскольку, вертикальные потоки воздушных масс не приводят к перегрузке самолета, то его можно рассчитывать на существенно меньшую эксплуатационную перегрузку, что положительно скажется на массе его конструкции. В связи с тем, что в полете самолет не испытывает перегрузок, то его планер не подвержен усталостному износу.


Уменьшение производной крыла такого самолета достигается так же, как и для дестабилизатора в «псевдофлюгерной утке». Но серворуль воздействует не на рули высоты, а на флапероны крыла. Флаперон – часть крыла, функционирующая, как элерон и закрылок. При этом в результате случайного изменения угла атаки крыла приращение его подъемной силы происходит в фокусе по углу атаки. А отрицательное приращение подъемной силы крыла в результате отклонения флаперона серворулем возникает в фокусе по углу отклонения флаперона. И расстояние между указанными фокусами практически равно четверти средней аэродинамической хорды крыла. В итоге действия указанной пары разнонаправленных сил формируется дестабилизирующий момент, который необходимо компенсировать моментом дестабилизатора. В этом случае дестабилизатор должен иметь небольшую отрицательную производную, а значение производной крыла должно быть немного более нуля. На такой самолет получен патент РФ №2710955.


Совокупность изложенных изобретений представляет собой, наверное, последний неиспользованный информационный аэродинамический ресурс для увеличения на треть и более экономической эффективности дозвуковой авиации.


Юрий Краснов


ЛИТЕРАТУРА


  1. Д. Соболев. Столетняя история “летающего крыла”, Москва, Русавиа, 1998, стр. 100.
  2. Ю. Краснов. Патент РФ № 2000251.
  3. А. Юрконенко. Альтернативная «утка». Техника — молодёжи 2009-08. Стр. 6-11
  4. В. Лапин. Когда полетит «флюгерная утка»? Авиация общего назначения. 2011. №8. Стр. 38-41.
  5. Ю. Краснов. Патент РФ № 2609644.
  6. Ю. Краснов. Патент РФ № 2651959.
  7. Ю. Краснов. Патент РФ № 2609620.
  8. Ю. Краснов. Патент РФ № 2666094.
AdBlock похитил этот баннер, но баннеры не зубы — отрастут

Подробнее
Реклама

Комментарии 39

    +13
    Статья интересная, спасибо, но для понимания недостаточно иллюстраций.
      +2
      Согласен, читать интересно, это вам не антигравитация, но ЯННП потому что мало картинок.
        0
        Да там такой язык, что хоть слова гугли. Одно пропустил, с надеждой что по контексту разберусь, второе, и потом смысл ушел совсем…
          0
          его там не так много, на самом деле.
        0

        А на тех, что есть, что-то случилось с нумерацией. На 4 рисунке, например, не совпадает с текстом.

          0
          Исправления сделаны.
          0
          Спасибо за оценку. Как можно видеть автор старался рассказать о решенной проблеме в максимально популяризационном стиле. Иллюстраций и технически точных пояснений достаточно в патентах, упомянутых в литературе. На сайте Федерального института промышленной собственности по номеру можно скачать пдф описания патента.
            0
            Спасибо за оценку. Как можно видеть автор старался рассказать о решенной проблеме в максимально популяризационном стиле. Иллюстраций и технически точных пояснений достаточно в патентах, упомянутых в литературе. На сайте Федерального института промышленной собственности по номеру можно скачать пдф описания патента.
            0
            При такой схеме должен возникать экранный эффект на стабилизаторе. Тоесть подскок на приземлении, особенно на встречном ветре. Что весьма вероятно требует в разы более высокой подвески шасси
            К тому же основное крыло будет в возмущенном потоке, что крайне вероятно сьест весь выигрыш.
            А большую модель не делали?
              0

              Вы данные утверждения на каких экспериментальных или теоретических исследованиях основали? Уж позвольте полюбопытствовать.

                0
                Все это можно отнести и к классической «утке» и если она надлежащим образом спроектирована, то проблем у нее не будет
              +2
              Между тем самолет P.180 Avanti II, со своей патентованной конфигурацией 3LSC (Three-Lifting-Surface Configuration) с тремя аэродинамическими поверхностями и ламинарными крыльями с высоким относительным удлинением имеет более 800000 часов налета и более 20 лет безаварийной работы.
                +1
                Весьма странная статья, признаться. Как минимум, передний стабилизатор не является дестабилизатором. Смешаны в кучу дестабилизаторы сверхзвуковых самолётов (за красоту названия?) и стабилизаторы утки.
                Флюгерность стабилизатора утки в общем случае вредна, так как не реализуется продольное V и исчезает достаточно ценное условие безопасности при срыве потока (одно из преимуществ схемы «утка»). Флюгерность — признак именно дестабилизатора на аппаратах с большим перемещением центра давления (транс- и сверхзвук).
                Примеры с кордовой моделью, даже без учёта слегка необычного её обтекания, могут быть применимы к другим аппаратам только c учётом законов подобия (и не только куб-квадрата, но и Рейнольдса и проч).
                Ну, и так далее,
                автор 1992 году предложил выполнять дестабилизатор по бипланной схеме
                верно, кому нужна устойчивость по рысканью?
                При случайном увеличении угла атаки летательного аппарата, например, при входе его в восходящий поток, серворуль 7 отклоняется вверх, что влечет за собой смещение тяги 10 влево, т.е. вперед и приводит к отклонению триммера 13 вниз, в результате чего руль 2 высоты отклоняется вверх
                Ещё в 30-е годы прошлого века было показано, что автоматическая устойчивость подобного типа просто опасна.
                Совокупность изложенных изобретений представляет собой, наверное, последний неиспользованный информационный аэродинамический ресурс для увеличения на треть и более экономической эффективности дозвуковой авиации.
                информационный аэродинамический ресурс, ага. Совокупность изложенного показывает только очень отсталый уровень разработчика. Как домашнее развлечение ума, можно только приветствовать. Как какую-либо истину, ценную за пределами личного участка — нет.

                Явно требуется тег «pet theory».
                  0

                  как я понимаю, эти схемы хороши для военной авиации, где и сверхманевренность нужна, и мощные компьютеры для управления полетом есть, и катапульта есть. да и там Eurofighter Typhoon это скорее исключение, обычно классическую схему используют.

                    0
                    Подъёмная сила образуется в том числе распространением волны давления по профилю. Со скоростью звука, ведь звук — это и есть волна давления.
                    Когда скорость потока велика, волна давления не успевает дойти до передней кромки. В результате, центр давления сильно смещается назад и создаётся мощный пикирующий момент.
                    Именно потому первые околозвуковые разбивались в пикировании
                    Хотя, конечно, аэродинамики этот эффект предсказывали давно. Вообще поначалу трудно понять, почему конструкторы делают катастрофические ошибки, хотя учёные всё давно и подробно разъяснили. Так было с устойчивостью до 40-х годов (И-16 прямой пример недопонимания), так и с пикированием на трансзвуке)

                    В этом случае полезно иметь что-то, создающее момент на кабрирование, слабо зависящий от околозвуковых эффектов. Два очевидных и часто применяемых решения — наплыв с очень большой стреловидностью и флюгируемое ПГО.
                    Eurofighter Typhoon это скорее исключение
                    отнюдь. Рафаль, Грипен — тоже такие. Если перечислить по моделям в поколении — чуть ли не половина.
                      0

                      МИГ выбирал «утку», далее шведы, французы, о евреях я не говорю, им американцы запретили, и неглупые индийцы ее предпочли, ну а уж пекинская утка себя покажет, как только в гузно перо, т.е. нужный двигатель получит. Но это все статически неустойчивые аппараты. В случае отказа (а они уже случались) системы искусственной устойчивости – катапультирование. А для гражданской авиации катапульт не напасешься – слишком разорительно. А если серьезно. Для нашей, скажем прямо, весьма небогатой страны на 20 предстоящих лет в качестве местной рабочей летающей лошадки нужен предельно простой, но аэродинамически совершенный аппарат, который может обслужить авиатехник со средним профобразованием.

                      0
                      На одном из МАКСов я видел подобный аппарат в виде СЛА конструкции. Не летал, но пиарили. Якобы простое управление, не штопорит в принципе, низкая посадочная скорость. Впоследствии, на ютубе видел видео его пробежек и подлетов, в итоге авария и испытатель в больнице.

                      p.s. Кордовая модель не уровень 2017 года, когда можно собрать в гараже суперкомпьютер.
                        0
                        Якобы простое управление, не штопорит в принципе, низкая посадочная скорость
                        да, это известные преимущества уток. Фишка в том, что установочный угол атаки у ПГО делается выше, чем у крыла. В результате срыв возникает сначала на ПГО, его подъёмная сила падает, нос опускается — вуаля, срыва на крыле нет.
                        Но всё портит инерция, нос уходит вниз часто сильнее, чем нужно. Вблизи земли подобный клевок очевидно опасен, и нередко пилоты, разбаловавшись отсутствием срывов на высоте, попадают в эту ловушку.
                        Кордовая модель не уровень 2017 года, когда можно собрать в гараже суперкомпьютер.
                        Ото ж, это вообще не уровень без хотя бы упоминания о законах подобия.
                          0
                          Да, был организован во истину вселенский фурор, завершившийся грандиозным пшиком. Но он был полезен. Именно благодаря ему я пристально взглянул на «флюгерную утку», хотя знал о ней и раньше. Поняв, что авария произошла из-за «сверхустойчивости», я почти год находился в состоянии мозгового штурма, пытаясь ее ликвидировать, и решение пришло!
                          Профинансируйте меня на миллион, я Вам трехметровую радио модель сварганю. А будет американский лимон, то и самолет с размахом на фут меньше, чем у «кри-кри».
                          0

                          Дестабилизатор потому и «де», поскольку он «де»стабилизирует независимо от величины скорости. Стабилизатором «утки» является крыло, потому что именно оно создает стабилизирующий момент тангажа.
                          Продольное V обязано реализовываться лишь при условии равенства производных передней и задней поверхностей. Целью же разработки является равенство коэффициентов подъемной силы поверхностей, обеспечивающее минимизацию сопротивления.
                          У классической «утки» не всегда имеется ценное условие безопасности, нередко у нее обнаруживается «клевок». Именно флюгерность является естественной гарантией отсутствия срыва потока на ГО.
                          «Флюгерность-признак…..» — смысл не понятен.
                          Законы подобия не всегда работают, к примеру, для щелей, но для схем то выполняются. Сделайте свою модель, хотя бы такую же, получите отрицательный результат, ну и на его основании рубите с плеча. А без оснований – некорректно.
                          Автоматическая устойчивость – типа 30-х годов может и опасна, а современная может и сгодится. Надо исследовать!
                          На счет отсталого уровня разработчика. А вот вам современный уровень: в качестве прототипа для местных воздушных линий предлагаются то биплан, то подкосный высокоплан, а потери на балансировку к ним в придачу, как раз на уровне 30-х годов.
                          Или лайнер «Фрегат экоджет», в котором круглое сечение фюзеляжа заменено на овальное, предложенное в 40-х годах Бартини – боооольшой прогресс!
                          За достаточно объемную рецензию спасибо, она меня убедила, что мысли мои полезные, поскольку контраргументов им по существу нет.

                            0
                            Бог мой, насколько же Вы дремучи в этой области… ну, есть же азы, которые не знать — должно быть стыдно.
                            Ну, давайте, некоторые озвучу:
                            1.
                            Крыло создаёт подъёмную силу. По Ньютону это означает, что на воздух действует сила, равная весу самолёта и направленная вниз. Таким образом, горизонтальный поток заворачивается вниз, что, по тому же закону означает возникновение на крыле пикирующего момента. Плечо этого момента от аэродинамической схемы не зависит, а только от эквивалентной ширины крыла (в пересчёте на все поддерживающие поверхности).
                            2.
                            золотое правило устойчивости: центр давления должен быть позади центра масс. Поскольку основное сопротивление даёт крыло (или вся совокупность поверхностей, создающих подъёмную силу) — оно должно быть позади ЦМ. Что, по определению, означает возникновение пикирующего момента. Который, ессно, суммируется с моментом из предыдущего пункта.
                            3.
                            Схемы утка и тандем смещают ЦД вперёд, существенно ухудшая устойчивость по рысканию. Ненужность длинного хвоста для стабилизации по тангажу при этом приводит к падению плеча момента от киля и ещё большему убытку устойчивости по рысканию.
                            Такие самолёты нормально летают только при соблюдении хотя бы одного из весьма прихотливых условий:
                            — большая парусность, снижающая скорости рыскания, так что недостаток устойчивости парируется работой пилота на рулях. Например, «Илья Муромец» был неустойчив сразу и по рысканию, и по тангажу — но летал.
                            — искусственная устойчивость, ЭДСУ. Так летают военные самолёты, по преимуществу, но и паксовозы уже тоже.
                            — тщательная отработка локальных вихревых эффектов за счёт CFD и продувок. Придуманными на диване принципами не решается, требует очень талантливых конструкторов (вроде Рутана) и больших денег.
                            3.
                            Продольное V требуется не для «производной», которая учитывается на гладкой части, а в срывных режимах. Обеспечивает при срыве появление пикирующего момента при любом способе стабилизации (классика или утка). Таким образом предотвращается падение скорости и развитие срыва. То есть работает не в прямолинейном гладком полёте, а на больших углах атаки и прочих сложностях.
                            4.
                            О законах подобия, судя по ответу, Вы просто не задумывались. Или не знали об их существовании.
                            5.
                            Автоматическая устойчивость на аналоговых эффектах и механической реализации алгоритмов как была опасна в 30е, так и осталась. Если, к тому же, учесть развитие устойчивости с компьютерной поддержкой (сначала у военных, а сейчас в любом китайском дроне) — нет ни малейшего смысла городить её заново, тем более на таком уровне
                            6.
                            О бипланах и подкосах. Нынешний уровень доступности (и качество) материалов, методов расчёта, авиационных САПР, уровень доступности и возможности двигателей — значительно понизили порог входа в клуб создателей летающих средств. Это, безусловно, хорошо — и столь же безусловно привело к пробам в самых разных схемах и конструкциях. Яркий успешный пример — тот же Рутан. Кончилось там, правда, всё плохо. Долгая деятельность привела всего к тройке успешных (с оговорками) проектов. Вари-изи — популярна из-за необычности, но никаких преимуществ не показала и довольно быстро сошла со сцены. Бичкрафт Старшип оказался коммерчески неуспешен. «Рыцари» в качестве первой ступени суборбитальных полётов обещали много — кончилось пшиком. Действительно успешным оказался только рекордсмен дальности.
                            Для столь многолетней деятельности — маловато. Школу, КБ — не породил.
                            Других сколько-нибудь заметных примеров нет вообще. Так и летают Сессны и иже с ними. Показывая при этом параметры лучше экзотических схем.
                            7.
                            Мысли полезные… для Вас лично. А, поскольку лично — дальнейшие соображения оставлю при себе. Хотите (вряд ли) — напишу в личку.
                              0
                              1. У любого профиля, исключая симметричный, при нулевой подъемной силе имеется некоторый пикирующий момент, у старых профилей коэффициент порядка 0,05, у современных 0,1. Если подъемная сила крыла равна нулю, то нет и отклонения потока вниз, а момент имеется. Вывод — Ваше утверждение некорректно.
                              2. Данное Ваше утверждение банально и эта банальность приведена мной еще до Вас в 5-ом абзаце раздела «Потери на балансировку»
                              3. Про продольное V. Это условие выводится не для предотвращения срыва, а из условия устойчивости – по Егеру.
                              4. Ну да про теорию размерностей и подобия только Вы и знаете, куда же мне Дремучему! Только вот каким же образом Госкомитет СССР по делам изобретений и открытий, а далее Роспатент зарегистрировал меня, как автора 20 изобретений. И поскольку я – Дремучий, Вы может оспорите действия этого ведомства, и наш справедливый суд признает эти изобретения недействительными?
                              5. Не требуют ответа.
                              6. Не требуют ответа.
                              7. Напишите
                                +1
                                1. Вы уже и с Ньютоном спорите — замечательно. Так и должно случаться с диванными теоретиками. Понимаю, Вы перепутали строительный «нулевой угол атаки» с аэродинамическим, теоретическим. Словарь прочли — а понять не поняли. Ожидаемо.
                                2. Да, банальность — но Вы и в банальностях не разбираетесь.
                                3. Как всегда — не поняли ничего. Где-то прочли слова, пытаетесь их повторить — но без понимания фигня получается.
                                4. Вы ведь знаете сами, что подобные крики рассчитаны на людей, не разбирающихся в патентной системе :-D
                                То, что заявка зарегистрирована — не означает ничего, кроме фиксации даты/времени заявки. Экспертизу формальную — сколько из ваших гениальных изобретений прошло — не знаю, но это и не важно. Формальная, она и есть формальная. Все это не означает ничего, кроме умения обращаться с документами.
                                Вот экспертизу по существу — явно ни одно прошло. Если я не прав — давайте, показывайте, почитаем.
                                  0
                                  1. Ньютон тут не причем. Явно доказана нелепость Ваших воззрений на физику пикирующего момента крыла.
                                  2. Кухонный аргумент – не аргумент.
                                  3. Опять кухонные аргументы.
                                  4. Речь не о заявках, а о патентах, номера некоторых приведены в конце статьи.
                                    В хронологическом порядке приведу эпитеты, которыми Вы меня наградили: у меня отсталый уровень разработчика, я дремуч в аэродинамике, не знаю ее азов и не знаком с законами подобия, а также использую термин «дестабилизатор», который де должен использоваться только вкупе со сверхзвуком или трансзвуком.
                                    А теперь у меня вопрос к сообществу ХАБР. Я думал, что попал на приличный сайт. Такая манера ведения дискуссии в порядке вещей, или это стиль исключительно Bedalа?
                                    0
                                    Ньютон ни при чём… ну, ожидаемо.
                          0
                          Крыло самолета, создающее подъемную силу, обладает сопутствующим, можно сказать, негативным побочным продуктом в виде пикирующего момента, стремящегося ввести самолет в пикирование.

                          Извините, но нет. Есть центр давления (на крыло, но не только) и центр тяжести. Если центр тяжести находится впереди центра давления (это требование ко всем гражданским самолётам), то ессно без хвостового оперения такой самолет будет пикировать, но ровно из-за положения центра тяжести, а не из-за каких-то мнимых побочных продуктов. Так делают потому, что добавление хвостового оперения делает такой самолёт устойчивым. В начале развития авиации были аэродинамические схемы с центром тяжести позади центра давления, и тогда самолёт получался неустойчивым. А никаких "побочных продуктов" крыла вовсе нет.

                            0

                            Извиняю, но да! Для любого профиля можно подобрать такой угол атаки (отрицательный), при котором подъемная сила равна нулю. Нет подъемной силы нет и точки, где она приложена, т.е. центра давления. Но пикирующий момент есть! Исключение — симметричный профиль. Момент при нулевой подъемной силе – физическая величина, фиксируемая в аэродинамической трубе, именно побочный продукт не мнимый, а данный нам в ощущениях, т.е. визуально наблюдаемый на аэродинамических весах. Сейчас, правда, на экране монитора.

                              0
                              Видимо, в тех источниках, откуда это взято, речь идет о крыльях, смещенных по вертикали относительно центра масс. Тогда сила трения будет направлена по горизонтали и возможна ситуация, когда нет подъемной силы, но есть момент.
                              Суть нашего с mpa4b недовольства в силе — момент назван пикирующим, это явное непонимание природы процесса в статье, которая именно на это понимание претендует.
                                0

                                Пикирующий или кабрирующий — определяют направление момента тангажа в приложении именно к профилю крыла. Безразлично от природы его возникновения. При выпущенных закрылках приращение пикирующего момента крыла сравнимо или превышает момент пары сил тяжести и подъемной. Но не это тема статьи. Он есть, закрылки его очень увеличивают. Нормальная схема справляется с ним и ей присущи потери. Классическая "утка" не справляется. Статья показывает, как справиться без потерь, обязательных для нормальной схемы. Это — тема.

                            0
                            Сравним примерно равные по размеру самолеты — Beechcraft Starship и Beechcraft Super King Air. Как видим, утка не дает какого-либо выигрыша на дозвуковых скоростях.
                              0

                              "Исключение составляет Бичкрафт «Старшип», но там с целью использования закрылков была применена весьма сложная конструкция с изменяемой геометрией дестабилизатора, которую не удалось довести до серийно воспроизводимого состояния, ввиду чего проект был закрыт." Рутан пытался пристроить закрылки к "утке", да не вышло, а Краснов пристроил, хотя бы мысленно.

                                0
                                Вы по-прежнему не понимаете разницы между стабилизатором утки и дестабилизатором транс- и сверхзвуковых самолётов. Но «дестабилизатор» же звучит куда красивее, да?
                                  0

                                  Кто из нас дремуч показывает это цитирование из издания Краткий словарь авиационных терминов, Москва, Издательство МАИ, 1992 г. Н.М. Боргест и др., стр. 47, 1-й абзац «ДЕСТАБИЛИЗАТОР (от де…. и лат. stabilis – устойчивый) – горизонтальное оперение, расположенное на самолете впереди крыла по направлению полета.» Далее там про утку, плавающий и фиксированный. Про звук и трансзвук там ни слова.

                                    0
                                    Ну, в общем, что такое стабилизация и стабилизатор — Вы не знаете, понятно. И причины такого некорректного сползания термина — тоже (они увы, есть, и они, как говорят, «нетехнические»)
                              0
                              Тема статьи хорошая, но прочтение заканчивается на грубых неточностях уже в первых предложениях.
                              «Крыло самолета, создающее подъемную силу, обладает сопутствующим, можно сказать, негативным побочным продуктом в виде пикирующего момента, стремящегося ввести самолет в пикирование».
                              На самолет с двумя симметричными крыльями без оперения действуют всего две силы — сила тяжести и суммарные усилия с крыльев.
                              Сила тяжести действует на центр масс, а весь эффект от крыльев приложен примерно к центру их крепления и при горизональном полете направлен вверх.
                              Если крепление согласовано с центром масс, крылья не создают никакого вращательного момента и просто компенсируют гравитацию. Если смещено назад — возникает пикирующий момент, если вперед — задирающий нос.
                              Интуитивно это близко к дартсу или неровно подвешенному шару.
                                0
                                Смотри ответ на комментарий mpa4b

                                0
                                Интересная техническая статья, возможно, немного сложноватая для обывателя, не знакомого с темой
                                  0

                                  Возможно.

                                    0
                                    это намеренное усложнение с целью вызвать уважение и интерес у обывателей. И тем самым скрыть ошибки и несуразности.

                                  Только полноправные пользователи могут оставлять комментарии. Войдите, пожалуйста.

                                  Самое читаемое